RU72459U1

RU72459U1 - COMPOSITE FINISHING OF A CARRYING SURFACE

Info

Publication number: RU72459U1
Application number: RU2007143594/22U
Authority: RU
Inventors: Валерий Иванович Трощилов; Юрий Леонидович Муравьев
Original assignee: ООО "Инновационный Центр "Опережение"
Priority date: 2007-11-27
Filing date: 2007-11-27
Publication date: 2008-04-20

Abstract

Полезная модель «Составная законцовка несущей поверхности» относится к области авиационной техники, а именно к созданию высокоэффективных крыльев современных летательных аппаратов и может быть применена в судостроении при создании аппаратов на подводных крыльях.The utility model “Composite ending of the bearing surface” relates to the field of aviation technology, namely to the creation of highly efficient wings of modern aircraft and can be applied in shipbuilding when creating hydrofoil devices.

Разработанная в начале прошлого века теория крыла конечного размаха предусматривает наличие свободных вихрей на концах крыла. При этом, вихревая система крыла приобретает «П»-образный вид в котором концевые (свободные) вихри вытянуты по потоку, вдоль продольной оси самолета и уносят с собой до 40% тяговой энергии двигателей. Современные законцовки предполагают уменьшение этих потерь путем разрушения концевого вихря.The theory of a wing of finite scope developed at the beginning of the last century provides for the presence of free vortices at the ends of the wing. At the same time, the wing vortex system takes on a “P” shape in which the end (free) vortices are elongated along the longitudinal axis of the aircraft and carry up to 40% of the engine’s traction energy. Modern endings suggest reducing these losses by destroying the end vortex.

В полезной модели использован новый принцип построения вихревой системы крыла, при котором свободные вихри не разрушают а устанавливают вихрь, под углом к продольной оси самолета, увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. При этом, повышение аэродинамического качества летательного аппарата достигает 8-12% при сохранении безотрывности обтекания законцовки.The utility model uses the new principle of constructing a vortex system of a wing, in which free vortices do not destroy but establish a vortex at an angle to the longitudinal axis of the aircraft, thereby increasing the effective elongation of the wing and reducing the projection of the drag force of the vortex on the longitudinal axis of the aircraft. At the same time, increasing the aerodynamic quality of the aircraft reaches 8-12% while maintaining the continuity of the flow around the tip.

Description

Полезная модель относится преимущественно к области авиационной техники, например, к созданию высокоэффективных крыльев летательных аппаратов, лопастей вертолетов и винтов и может быть использовано в судостроении для подводных крыльев и подобных обтекаемых поверхностей.The utility model relates primarily to the field of aviation technology, for example, to the creation of highly efficient aircraft wings, helicopter blades and propellers, and can be used in shipbuilding for hydrofoils and similar streamlined surfaces.

Разработанная в начале прошлого века теория крыла конечного размаха предусматривает наличие свободных вихрей на концах крыла и присоединенного посредине. При этом, вихревая система крыла приобретает «П»-образный вид в котором концевые (свободные) вихри вытянуты по потоку, вдоль продольной оси самолета. Следуя этой теории, концевые вихри крыла, будучи прикреплены к концам крыла по его законцовкам оттягивают крыло назад создавая вихревое (индуктивное) сопротивление. Оно достигает, как известно, около 40% сопротивления всего самолета на дозвуковой скорости полета (около 50% лобовое сопротивление). Современным направлением борьбы с вихревым сопротивлением является стремление разрушить вихри, сбегающие с концов крыла путем различных конструкций законцовок крыла. Наиболее распространенной конструкцией законцовки крыла является законцовка Уиткомба в виде вертикальных крылышек (шайб). С идеологией этой законцовки летают сейчас многие современные самолеты и отечественные и зарубежные, такие как, например, Ил-96, Ту-334. Як-130, Боинг 747, Аэрбас А-380, и строящиеся, например, МС-21, и Супер-джет 100. и разрабатываемый фирмой Боинг гигантский самолет - крыло Х-48 В, вместимостью до 800 пассажиров (Фиг.1). Однако, сам изобретатель этой законцовки Уиткомб, обобщая в 1976 г. опыт использования вертикальных шайб, в том числе и патент 1897 г. фирмы Ланчестер на установку вертикальной поверхности на законцовку крыла, отмечал (журнал Aeronautical Sciences, 1982, Рр 1115-1121. 13 th Congress of the International Council), «...несмотря на такое неожиданное The theory of a wing of finite scope developed at the beginning of the last century provides for the presence of free vortices at the ends of the wing and is attached in the middle. Moreover, the vortex system of the wing takes on a “P” -shaped form in which the end (free) vortices are elongated along the stream along the longitudinal axis of the aircraft. Following this theory, the wing end vortices, being attached to the ends of the wing at its tips, pull the wing back creating a vortex (inductive) resistance. It reaches, as you know, about 40% of the resistance of the entire aircraft at subsonic flight speed (about 50% of the drag). The modern direction of the fight against vortex resistance is the desire to destroy the vortices running from the ends of the wing by means of various designs of the wingtips. The most common wingtip design is the Whitcomb tip in the form of vertical wings (washers). With the ideology of this ending, many modern aircraft, both domestic and foreign, such as, for example, the Il-96, Tu-334, fly now. Yak-130, Boeing 747, Airbus A-380, and under construction, for example, MS-21, and Super-jet 100. and the giant aircraft developed by Boeing is an X-48 V wing with a capacity of up to 800 passengers (Figure 1). However, the inventor of this tip, Whitcomb, generalizing in 1976 the experience of using vertical washers, including the Lanchester patent of 1897 for installing a vertical surface on the wingtip, noted (Journal of Aeronautical Sciences, 1982, pp 1115-1121. 13 th Congress of the International Council), “... despite such an unexpected

предпочтение крыльев с КВП (концевые вертикальные поверхности), они не могут обеспечить повышенные характеристики на различных режимах полета». Следует добавить, что на разрушение этой 40% энергии концевых вихрей тоже необходима определенная энергия, которая в конечном итоге отбирается от энергии топлива двигателей, т.е. уменьшая КПД всей энергетической системы в целом. Поэтому конструкции законцовок разрушающих вихри по типу вертикальных поверхностей приняты нами в качестве аналогов.preference for wings with airspace (end vertical surfaces), they cannot provide enhanced performance in different flight modes. " It should be added that the destruction of this 40% of the energy of the end vortices also requires a certain energy, which is ultimately taken from the energy of the fuel of the engines, i.e. reducing the efficiency of the entire energy system as a whole. Therefore, the design of the endings destroying the vortices of the type of vertical surfaces is accepted by us as analogues.

Наиболее близким техническим решением к сути заявляемой полезной модели является патент России №57712 от 27.07.2005 г. «Законцовка крыла самолета», который принят нами за прототип.The closest technical solution to the essence of the claimed utility model is the Russian patent No. 57712 dated July 27, 2005, “The wingtip of an aircraft”, which we adopted as a prototype.

В патенте не предусмотрено разрушение концевого вихря т.к. безотрывное обтекание законцовки крыла предусматривает использование вихревой энергии потока на расчетных режимах полета. Однако, нерасчетные режимы полета, которые могут составлять значительный период в полете, изложенное в прототипе решение обеспечивает не в полной мере из-за отсутствия гарантированного образования вихря, который создавал бы в хвостовой зоне законцовки вихревой поток на S-образном профиле законцовки.The patent does not provide for the destruction of the end vortex because continuous flow past the wingtip involves the use of the vortex energy of the flow in the calculated flight modes. However, the off-design flight modes, which can be a significant period of flight, the solution described in the prototype does not fully provide due to the lack of guaranteed vortex formation, which would create a vortex flow in the tail zone of the tip on the S-shaped tip profile.

Гарантированное образование управляемого концевого вихря и его использование и на нерасчетных режимах возможно, если использовать новый принцип построения вихревой системы крыла, при котором свободные вихри могут быть установлены не по потоку, а под углом к продольной оси самолета. увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. Для этого законцовку снабжают специальной вихрегенерирующей поверхностью, которая зарождая концевой вихрь, затем передает его с изменением направления в сторону продолжения крыла для взаимодействия с вихревым потоком в хвостовой части законцовки. При этом, свободный вихрь установлен не по потоку, а под углом к продольной оси самолета, увеличивая тем самым эффективное удлинение крыла и уменьшая проекцию силы сопротивления вихря на продольную ось летательного аппарата. Следовательно может быть Guaranteed formation of a controlled end vortex and its use in off-design modes is possible if the new principle of constructing a wing vortex system is used, in which free vortices can be installed not downstream, but at an angle to the longitudinal axis of the aircraft. thereby increasing the effective elongation of the wing and reducing the projection of the drag force of the vortex on the longitudinal axis of the aircraft. To do this, the tip is equipped with a special vortex-generating surface, which nucleates the end vortex, then transfers it with a change of direction in the direction of the extension of the wing to interact with the vortex flow in the tail portion of the tip. At the same time, the free vortex is installed not downstream, but at an angle to the longitudinal axis of the aircraft, thereby increasing the effective elongation of the wing and reducing the projection of the drag force of the vortex on the longitudinal axis of the aircraft. Therefore may be

осуществлено повышение аэродинамического качества летательного аппарата при сохранении положительного результата прототипа, а именно, безотрывное обтекание и повышение безопасности полета.the aerodynamic quality of the aircraft was improved while maintaining a positive result of the prototype, namely, continuous flow and increased flight safety.

Как показали исследования нового, неразрушающего концевой вихрь способа, вихревая энергия концевого вихря, в большей своей части, может быть использована для повышения аэродинамического качества крыла и летательного аппарата в целом.As shown by studies of a new, non-destructive end vortex method, the vortex energy of the end vortex, for the most part, can be used to improve the aerodynamic quality of the wing and the aircraft as a whole.

Задачей на решение которой направлена полезная модель является разворот концевого вихря вдоль крыла для использования его энергии путем повышения эффективного удлинения крыла при безотрывном обтекании законцовки крыла.The task to which the utility model is directed is to turn the end vortex along the wing to use its energy by increasing the effective elongation of the wing during continuous flow around the wing tip.

Техническим результатом, достигаемым заявленной полезной моделью является повышение аэродинамического качества крыла на всех режимах полета при гарантированном вихревом безотрывном обтекании законцовки крыла.The technical result achieved by the claimed utility model is to increase the aerodynamic quality of the wing in all flight modes with a guaranteed vortex continuous separation flow around the wing tip.

Согласно полезной модели заявленный технический результат достигается тем, что обтекатель выполнен в виде удлиненного ребра с относительно острой наружной кромкой, плавно сопрягаемой своей профилированной поверхностью с основной законцовкой, содержащей, например «S»-образные профили, при этом размах обтекателя находится в соотношении с размахом основной законцовки, как 0,1-0,3, а корневая хорда обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды основной законцовки.According to a utility model, the claimed technical result is achieved by the fact that the fairing is made in the form of an elongated rib with a relatively sharp outer edge, smoothly matching its profiled surface with the main tip containing, for example, “S” -shaped profiles, while the radius of the fairing is in proportion to the amplitude of the main ending, as 0.1-0.3, and the root chord of the fairing is 0.3-1.2 of the root chord of the main ending.

Полезная модель поясняется следующими фигурами чертежей:The utility model is illustrated by the following figures of the drawings:

Фиг.1 - законцовка Уиткомба и самолеты с законцовкой, построенной по способу разрушения концевых вихрей;Figure 1 - the ending of the Whitcomb and aircraft with the tip, built according to the method of destruction of the end vortices;

Фиг.2 - форма законцовки крыла и типовые профили заявленной полезной модели;Figure 2 - the shape of the wingtip and typical profiles of the claimed utility model;

Фиг.3 - схемы обтекания традиционной законцовки (вверху) и законцовки по предмету полезной модели;Figure 3 - flow patterns of the traditional ending (top) and ending on the subject of a utility model;

Фиг.4 - аэродинамическая труба Т 101 и результаты испытаний полезной модели для обоснования заявленных оптимальных соотношений.Figure 4 - wind tunnel T 101 and the test results of a utility model to substantiate the claimed optimal ratios.

На фиг.2 крыло 1 летательного аппарата имеет профилированную законцовку 2, состоящую из расположенного впереди обтекателя 3 и основной законцовки 5. Обтекатель 3 снабжен аэродинамически острой кромкой 4 (радиус носка профиля не более 0,3% хорды), который плавно сопрягается с основной законцовкой. Размах 6 обтекателя составляет 0,1-0,3 от размаха 7 основной законцовки. Корневая хорда 8 обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды 9 основной законцовки. Показаны типовые профили основной законцовки 5 (профили 11 и 12 в сечениях Б-Б и В-В) и профиль обтекателя 3 с острой кромкой 4 (профиль 10 в сечении А-А).In figure 2, the wing 1 of the aircraft has a profiled tip 2, consisting of a front fairing 3 and the main tip 5. The fairing 3 is equipped with an aerodynamically sharp edge 4 (radius of the nose of the profile is not more than 0.3% of the chord), which smoothly mates with the main tip . Span 6 fairing is 0.1-0.3 of the span 7 of the main ending. The root chord 8 of the fairing is 0.3-1.2 of the root chord 9 of the main ending. Typical profiles of the main tip 5 are shown (profiles 11 and 12 in sections B-B and B-C) and the profile of the fairing 3 with a sharp edge 4 (profile 10 in section AA).

Работает полезная модель следующим образом (Фиг.3) При обтекании крыла 1 потоком 12 со скоростью «V» и углом атаки «α», поток 12, обтекая острую кромку 4 обтекателя 3 завихряется в вихрь 13. Обтекатель 3 служит инициатором «запального» вихря 13. Вихрь 13, следуя вместе с потоком 12, устремляется на основную законцовку 5, а именно - направляется в зону пониженного давления 14. Эта зона может быть организована, например, установкой «S»-образных профилей. С направлением вихря 13 в зону 14 происходит объединение вихревой энергии вихря 13 с потоком 12 в более мощный вихрь 15 с направлением вихря 15 под углом 17 «β» и проекции его силы сопротивления 16«Х» на продольную ось х-х летательного аппарата уменьшается по сравнению (фиг.3 вверху, справа) с проекцией силы 16«Х» при угле 17 «β»=90°, когда сила 16 «X» составляет 100% проекции на продольную ось х-х летательного аппарата. Таким образом, достигается положительный технический результат по снижению вихревого сопротивления и повышению аэродинамического качества летательного аппарата в целом. Кроме того, сохраняется безотрывное обтекание законцовки за счет привлечения The utility model works as follows (Fig. 3). When the wing 1 flows around the stream 12 with a speed of "V" and the angle of attack is "α", the stream 12, flowing around the sharp edge 4 of the fairing 3, swirls into the vortex 13. The fairing 3 initiates the “ignition” vortex 13. The vortex 13, following along with the stream 12, rushes to the main tip 5, namely, goes to the zone of reduced pressure 14. This zone can be organized, for example, by installing "S" -shaped profiles. With the direction of the vortex 13 into zone 14, the vortex energy of the vortex 13 is combined with the flow 12 into a more powerful vortex 15 with the vortex 15 directed at an angle of 17 "β" and the projection of its resistance force 16 "X" on the longitudinal axis of the x-x aircraft decreases comparison (figure 3 above, right) with the projection of the force 16 "X" at an angle of 17 "β" = 90 °, when the force 16 "X" is 100% of the projection on the longitudinal axis x-x aircraft. Thus, a positive technical result is achieved by reducing the eddy drag and increasing the aerodynamic quality of the aircraft as a whole. In addition, the continuous flow of the tip through retaining is retained.

дополнительной кинетической энергии вихря 15 в область задней кромки законцовки, которая имеет наименьший энергетический запас в пограничном слое.additional kinetic energy of the vortex 15 in the region of the trailing edge of the ending, which has the smallest energy reserve in the boundary layer.

В результате экспериментальных исследований ряда законцовок (фиг 4) в самой большой в Европе аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ при скорости потока V=50 м/сек на крыле имеющем размах около 12 м., при дополнительных расчетных исследованиях, были получены результаты, позволяющие установить оптимальные параметры заявляемой полезной модели. Так, наибольший прирост аэродинамического качества имеет место при размахе обтекателя который составляет 0,1-0,3 от размаха основной законцовки, а корневая хорда обтекателя составляет 0,3-1,2 от корневой хорды основной законцовки. При этих соотношениях, полезная модель достигает прироста аэродинамического качества 8-12% по сравнению с традиционными законцовками, не использующих принципы аэродинамической компоновки заявляемой полезной модели. При этом, сохраняется безотрывное обтекание законцовки, т.е. повышается безопасность полетов.As a result of experimental studies of a number of endings (Fig. 4) in the largest in Europe wind tunnel T-101 TsAGI at a flow velocity of V = 50 m / s on a wing with a span of about 12 m, with additional computational studies, results were obtained that allow to establish optimal parameters of the claimed utility model. So, the greatest increase in aerodynamic quality occurs when the radius of the fairing is 0.1-0.3 of the magnitude of the main ending, and the root chord of the fairing is 0.3-1.2 of the root chord of the main ending. With these ratios, the utility model achieves an increase in aerodynamic quality of 8-12% compared with traditional tips that do not use the principles of aerodynamic layout of the claimed utility model. At the same time, a continuous flow around the tip is maintained, i.e. increased flight safety.

Claims

A composite wingtip comprising a profiled main body conjugated with a wing and a fairing located in front of it, characterized in that the fairing is made in the form of an elongated rib with a relatively sharp outer edge smoothly mating its profiled surface with a main wingtip containing, for example, S-shaped profiles while the radius of the fairing is in proportion to the magnitude of the main ending, as 0.1-0.3, and the root chord of the fairing is 0.3-1.2 of the root chord of the main ending.